易 果，劉 博，石正波，王瑞鳳

（1.上海航天精密機(jī)械研究所，上海，201600；2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海，201108）

0 引 言

長(zhǎng)征五號(hào)運(yùn)載火箭（以下簡(jiǎn)稱CZ-5）作為新一代大型運(yùn)載火箭系列的基本型，是中國(guó)新一代大直徑無毒無污染大推力液體捆綁運(yùn)載火箭[1,2]。全箭首次采用液體助推器前捆綁接頭主傳力、助推支撐停放的設(shè)計(jì)構(gòu)型，如圖1 所示。不同于以往運(yùn)載火箭型號(hào)，該設(shè)計(jì)構(gòu)型導(dǎo)致的助推器結(jié)構(gòu)承載特征包括：前捆綁接頭作為主傳力點(diǎn)，助推器頭錐結(jié)構(gòu)需承受軸向夾角7°的斜向2000 kN 以上偏置大集中載荷；采用全新的低溫發(fā)動(dòng)機(jī)，助推器液氧貯箱需承受液氧介質(zhì)（-183 ℃）對(duì)其施加0.6 MPa 以上的內(nèi)壓載荷。

圖1 助推器結(jié)構(gòu)示意Fig.1 Structural of the Booster

因此，火箭研制中需開展一系列鑒定性試驗(yàn)，以獲取結(jié)構(gòu)承載響應(yīng)數(shù)據(jù)[3～5]。但全新結(jié)構(gòu)與承載形式下的試驗(yàn)面臨諸多技術(shù)難點(diǎn)問題[6～9]：

a）單點(diǎn)偏置集中載荷的量級(jí)大、作用面積小、作用點(diǎn)離地高度超過15 m，試驗(yàn)載荷施加難度大、風(fēng)險(xiǎn)高；

b）單點(diǎn)偏置集中載荷作用點(diǎn)離頭錐結(jié)構(gòu)僅130 mm，易導(dǎo)致加載裝置與頭錐干涉，且離助推器中心軸線超過1800 mm，液氧貯箱下端面將承受的彎矩達(dá)4000 kN·m 以上，試驗(yàn)系統(tǒng)存在傾覆風(fēng)險(xiǎn)；

c）在液氧貯箱試驗(yàn)中，連接箱內(nèi)傳感器與箱外測(cè)量設(shè)備的穿艙裝置面臨深低溫與高壓的嚴(yán)酷環(huán)境，且由于貯箱內(nèi)的氣枕區(qū)域溫度梯度明顯，可能導(dǎo)致受溫度影響的應(yīng)變測(cè)量數(shù)據(jù)誤差較大。

本文通過偏置大集中載荷施加、大彎矩載荷作用的防傾覆承載與深低溫高壓穿艙測(cè)量等試驗(yàn)裝置的開發(fā)，以解決CZ-5 助推器試驗(yàn)加載、安全防護(hù)以及測(cè)量等技術(shù)難題，為新一代運(yùn)載火箭的成功研制提供可靠保障。

1 助推器偏置大集中載荷試驗(yàn)總體技術(shù)流程

通過構(gòu)建地面試驗(yàn)場(chǎng)景，模擬CZ-5 助推器飛行服役過程中承受的外部力學(xué)環(huán)境載荷、內(nèi)部壓力變化等，驗(yàn)證結(jié)構(gòu)剛度、應(yīng)力場(chǎng)分布與承載能力。該偏置大集中載荷試驗(yàn)總體技術(shù)流程如圖2 所示。

圖2 助推器偏置大集中載荷試驗(yàn)技術(shù)流程Fig.2 Technical Process of Eccentric and Large Concentrated Load Test of the Booster

如圖2 所示，首先確定加載控制方案，利用同步協(xié)調(diào)控制的2 套油壓作動(dòng)器與拉桿系統(tǒng)對(duì)助推器施加軸向與徑向載荷；并通過專用的加注與增壓系統(tǒng)施加貯箱內(nèi)壓載荷。然后構(gòu)建大尺寸、高載荷承力系統(tǒng)，開展大彎矩載荷作用的防傾覆設(shè)計(jì)，并采用有限元仿真驗(yàn)證設(shè)計(jì)的有效性。最后搭建試驗(yàn)測(cè)量與數(shù)據(jù)采集分析系統(tǒng)，通過深低溫高壓穿艙測(cè)量裝置實(shí)現(xiàn)助推器貯箱結(jié)構(gòu)響應(yīng)的測(cè)量。下文具體對(duì)試驗(yàn)中的3 項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)及相關(guān)試驗(yàn)裝置開發(fā)進(jìn)行論述。

2 偏置大集中載荷施加與控制技術(shù)

2.1 偏置大集中載荷加載仿真預(yù)示

為獲取試驗(yàn)件在偏置大集中載荷作用下的真實(shí)變形響應(yīng)情況，用于指導(dǎo)加載系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)階段，采用 MSC.MARC 軟件，運(yùn)用 Crisfield/Risk-Ramm 弧長(zhǎng)法對(duì)頭錐氧箱試驗(yàn)件進(jìn)行了非線性有限仿真分析。仿真時(shí)，頭錐模型中的框、筋板、壁板、桁條、蒙皮等均簡(jiǎn)化為薄殼單元，頭錐共計(jì)44 015 個(gè)節(jié)點(diǎn)、4 626 個(gè)梁?jiǎn)卧?6 102 個(gè)殼單元以及87 個(gè)MPC單元；液氧箱模型中的筋條簡(jiǎn)化成空間梁、壁板以及前后底簡(jiǎn)化成薄殼單元，液氧箱共計(jì)108 490 個(gè)節(jié)點(diǎn)、54 003 個(gè)梁?jiǎn)卧?14 348 個(gè)殼單元。有限元仿真模型如圖3 所示。

圖3 有限元仿真模型Fig.3 Finite Element Simulation Model

仿真結(jié)果顯示，助推器頭錐結(jié)構(gòu)的前捆綁接頭處位移在使用載荷狀態(tài)下軸向壓縮27 mm、徑向壓縮50 mm；設(shè)計(jì)載荷狀態(tài)下軸向壓縮40 mm、徑向壓縮70 mm；臨界載荷狀態(tài)下軸向壓縮80 mm、徑向壓縮140 mm，助推器頭錐結(jié)構(gòu)呈向下傾斜變形趨勢(shì)，傾斜角度在0～6.5°范圍，如圖4 所示。因此在試驗(yàn)過程中，加載裝置若不能隨試驗(yàn)件傾斜而自適應(yīng)協(xié)調(diào)傾斜，其載荷施加方向?qū)⑴c試驗(yàn)要求偏離（最大偏離程度超過6.5°），并且加載裝置將因試件變形而與試件碰觸干涉。

圖4 助推器結(jié)構(gòu)位移云圖Fig.4 Displacement Contours of Booster Structure

2.2 偏置大集中載荷加載系統(tǒng)設(shè)計(jì)

偏置大集中載荷作用方向與傾斜的前捆綁接頭上端面垂直，因而大集中載荷可等效分解為軸向與徑向載荷。本文通過采用靜不定加載方式，研制了一套偏置大集中載荷加載系統(tǒng)，包括：軸向加載裝置、徑向加載裝置及傳力連接機(jī)構(gòu)，如圖5 所示。

圖5 偏置大集中載荷施加系統(tǒng)示意Fig.5 Eccentric and Large Concentrated Loading System

軸向加載裝置由4 個(gè)加載梁組成的靜不定系統(tǒng)，為避免加載梁與頭錐筒壁干涉，加載梁均為扁長(zhǎng)型結(jié)構(gòu)，其寬度均為220 mm。其中，軸向加載長(zhǎng)梁采用非標(biāo)設(shè)計(jì)，梁上有4 個(gè)加載孔，與三孔梁相比，可實(shí)現(xiàn)最大彎矩減小30%。為了避免該非標(biāo)長(zhǎng)梁、試驗(yàn)件及承力裝置的干涉，由長(zhǎng)梁的裝配空間確定其設(shè)計(jì)尺寸上限。長(zhǎng)梁采用工字型梁截面設(shè)計(jì)，依據(jù)彎曲強(qiáng)度理論推導(dǎo)其設(shè)計(jì)公式如下：

式中Δ1為孔間距；h1，h2分別為上下層板高度；t為肋板寬度；F為通孔Φ75mm 承受的軸力；b為梁的寬度；[σ]為Q235 鋼的許用應(yīng)力；σb為Q235 鋼的極限強(qiáng)度；f為梁的安全系數(shù)，依據(jù)航天工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)QJ1917，一般取2.0；λ為II 級(jí)焊接系數(shù)，取0.8[10]。

徑向加載裝置由II 型截面主梁和圓環(huán)形法蘭盤組成，如圖5 組件2 所示，法蘭盤可安裝在軸向加載短梁上。徑向加載裝置屬于拉式加載裝置，即徑向載荷由拉式作動(dòng)筒施加，裝置兩端各有1 個(gè)Φ30 mm 的通孔用于連接作動(dòng)筒。拉式加載方式可確保加載裝置隨頭錐低頭而自適應(yīng)傾斜。

傳力連接機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)采用了2 種活動(dòng)關(guān)節(jié)單元：a）采用單雙耳+拉桿組合的方式作為加載梁與加載梁之間、加載梁與作動(dòng)筒之間的連接傳力裝置，單耳和雙耳之間通過銷釘連接，組成一個(gè)活動(dòng)關(guān)節(jié)單元，關(guān)節(jié)可沿銷釘軸線自由轉(zhuǎn)動(dòng)，從而加載梁可隨加載點(diǎn)隨動(dòng)變形；b）采用特制的球形螺母+球座作為拉桿與加載梁之間的連接螺母，球形螺母與球座之間的球面配合組成另一個(gè)活動(dòng)關(guān)節(jié)單元，一方面可使軸向和徑向載荷始終作用在加載梁中心面上，避免由于載荷偏離而對(duì)加載梁產(chǎn)生的附加扭矩，另一方面球面配合更利于加載梁自適應(yīng)傾斜。通過以上活動(dòng)關(guān)節(jié)單元，軸向加載裝置和徑向加載裝置具備0～10°的偏轉(zhuǎn)適應(yīng)能力，可確保偏置大集中載荷的加載方向始終與試驗(yàn)件軸線方向分別保持平行和垂直。

2.3 偏置大集中載荷加載控制方式

針對(duì)偏置大集中載荷加載系統(tǒng)中4 個(gè)加載通道間的相互耦合以及液壓作動(dòng)筒耦合作用產(chǎn)生附加載荷的難題，通過設(shè)計(jì)基于力載荷雙閉環(huán)反饋和位移載荷閉環(huán)反饋的自適應(yīng)結(jié)構(gòu)控制策略，有效消除了多載荷協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)的耦合作用，實(shí)現(xiàn)了多載荷剛性解耦協(xié)調(diào)加載控制，試驗(yàn)結(jié)果表明力載荷控制精度達(dá)到0.5%FS，最大軸向加載載荷達(dá)到3510 kN、徑向加載載荷達(dá)到210 kN。作動(dòng)筒加載控制曲線如圖6 所示。

圖6 2000kN 作動(dòng)筒加載控制曲線Fig.6 Loading Control Curve of 2000kN Actuator

此外，為了保持該加載系統(tǒng)的平穩(wěn)，采用如下控制修正方法：利用作動(dòng)筒內(nèi)部的位移傳感器，監(jiān)控作動(dòng)筒的活塞位置（即橫梁的偏轉(zhuǎn)情況），如果位置反饋監(jiān)控到位置偏差，就控制在2 個(gè)加載作動(dòng)筒的力命令之上額外附加一個(gè)反偏轉(zhuǎn)扭矩力，來扭轉(zhuǎn)長(zhǎng)梁位置的不平衡。該加載控制方法對(duì)2 個(gè)作動(dòng)筒施加的附加載荷大小相等方向相反，可以保證試驗(yàn)件整體受力形式與考核要求一致。

3 防傾覆承載試驗(yàn)裝置

助推器頭錐在偏置大集中力載荷作用下，其下端面將產(chǎn)生4000 kN·m 的附加彎矩，因而頭錐固定裝置需在4000 kN 級(jí)偏置軸向載荷、4000 kN·m 彎矩聯(lián)合作用下保持足夠的剛度，不能出現(xiàn)偏轉(zhuǎn)、滑移。

因此，開發(fā)大彎矩載荷作用的防傾覆承載裝置，該裝置由非對(duì)稱輻射型固定平臺(tái)、防傾覆高強(qiáng)度連接鋼框和實(shí)體轉(zhuǎn)接框組成，如圖7 所示。

圖7 防傾覆裝置Fig.7 Anti-overturn Device

其中，非對(duì)稱輻射型固定平臺(tái)位于最下端，通過地腳螺栓固定在承力地軌上，其承受的附加彎矩最大，需保證在試驗(yàn)過程中不出現(xiàn)過大局部偏轉(zhuǎn)，同時(shí)不能因軸向載荷作用而出現(xiàn)整體滑移。非對(duì)稱輻射型固定平臺(tái)由ZG35 材料整體鑄造而成，其下端面含16 個(gè)Φ60 mm 通孔，便于通過M50 地腳螺栓將其固定在承力地軌上。平臺(tái)上端面有36 個(gè)燕尾槽，其中12 個(gè)相連的燕尾槽間隔為7.5°，將承受附加彎矩中的拉力載荷。防傾覆高強(qiáng)度連接鋼框由上下端框、方形桁條及環(huán)形肋板組成，各部件均選用Q235 低碳鋼材料，安裝在固定平臺(tái)燕尾槽上。實(shí)體轉(zhuǎn)接環(huán)由Q345 鋼整體卷彎成型，其上端面接口與頭錐下端面形同，下端面接口與鋼框匹配。

利用有限元方法對(duì)防傾覆承載試驗(yàn)裝置進(jìn)行結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度校核，結(jié)果如圖8 所示。非對(duì)稱輻射型固定平臺(tái)結(jié)構(gòu)最大位移發(fā)生在集中力作用點(diǎn)遠(yuǎn)端，最大位移為0.029 mm。防傾覆高強(qiáng)度連接鋼框結(jié)構(gòu)最大位移發(fā)生在人孔區(qū)域，最大位移為0.21 mm。

圖8 防傾覆裝置結(jié)構(gòu)位移云圖Fig.8 Displacement Contours of the Anti-overturn Device

綜上所述，防傾覆承載試驗(yàn)裝置在4000 kN·m 附加彎矩作用下的最大傾斜變形量為1.13 mm，再根據(jù)偏置載荷作用點(diǎn)與平臺(tái)中心軸線距離為1800 mm，可計(jì)算平臺(tái)最大傾斜角度約為0.036°，與頭錐結(jié)構(gòu)自身超過6.5°的傾斜相比可忽略，驗(yàn)證了該試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)的合理性與可行性。

4 深低溫高壓穿艙測(cè)量裝置

CZ-5 運(yùn)載火箭助推器液氧貯箱為中國(guó)首次研制的非軸對(duì)稱貯箱結(jié)構(gòu)，其低溫內(nèi)壓載荷下的變形情況復(fù)雜，無成熟經(jīng)驗(yàn)可借鑒，需進(jìn)行低溫內(nèi)壓載荷試驗(yàn)[11]。

試驗(yàn)時(shí)，液氧貯箱內(nèi)壁需進(jìn)行應(yīng)變和溫度測(cè)量、外壁需進(jìn)行應(yīng)變位移和溫度測(cè)量。液氧貯箱內(nèi)壁粘貼的低溫傳感器的傳輸導(dǎo)線需通過可承受-196 ℃、0.9 MPa 工作環(huán)境的穿艙法蘭才能與測(cè)量設(shè)備連通。目前中國(guó)貯箱類低溫靜力試驗(yàn)采用的低溫內(nèi)壓穿艙測(cè)量裝置最大使用壓力為0.5 MPa，不滿足此助推器液氧貯箱破壞試驗(yàn)的應(yīng)變與溫度測(cè)量要求。因此，開發(fā)新型深低溫高壓穿艙測(cè)量裝置，一方面需滿足-196 ℃低溫、0.9 MPa 壓力條件下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與有效密封；另一方面要保證測(cè)量線纜穿過密封劑傳輸數(shù)據(jù)信息的同時(shí)，不影響密封效果，且各穿艙線纜之間保持有效絕緣。

首先設(shè)計(jì)穿艙法蘭（如圖9 所示），相比于常溫穿艙法蘭，縮短了低溫穿艙密封法蘭長(zhǎng)度，以減小密封劑與穿艙密封法蘭的低溫變形差的影響。同時(shí)，在低溫穿艙密封法蘭內(nèi)添加迷宮密封槽，增強(qiáng)密封效果。

圖9 穿艙法蘭實(shí)物Fig.9 Flange for Cables Crossing Cabins

然后，開展工藝實(shí)施方法研究，包括測(cè)量線纜安裝及低溫密封，深低溫高壓穿艙測(cè)量工藝實(shí)施流程如圖10 所示。其中的關(guān)鍵難點(diǎn)是解決低溫密封與測(cè)量精度問題。為解決密封劑灌裝產(chǎn)生的微氣泡，采用分層灌裝工藝，層間添加粉末介質(zhì)。同時(shí)密封采用常溫預(yù)壓緊固化方法，克服低溫下密封劑收縮產(chǎn)生裂紋的情形。密封劑需具有較好彈性，避免冷脆而產(chǎn)生裂紋。測(cè)量前需全面獲得低溫線纜的電性能參數(shù)，掌握導(dǎo)線電阻在深低溫環(huán)境下的變化值，進(jìn)行低溫電阻修正。此外，采用三線制連接方案，實(shí)施溫度分布測(cè)量，同時(shí)通過自平衡方式進(jìn)行測(cè)量數(shù)據(jù)的溫度補(bǔ)償，提高數(shù)據(jù)測(cè)量準(zhǔn)確度。

圖10 工藝實(shí)施流程Fig.10 Implementation Process

最后，通過縮比貯箱低溫靜強(qiáng)度試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與工藝實(shí)施方法的有效性。試驗(yàn)條件為：-196 ℃液氮下浸泡12 h、-196 ℃、1.1 MPa 下保壓30 min，該穿艙密封裝置在多次低溫靜強(qiáng)度摸底試驗(yàn)中能夠滿足密封及150 通道數(shù)據(jù)穿艙傳輸要求。

5 試驗(yàn)結(jié)果分析

開展CZ-5 助推器偏置大集中載荷試驗(yàn)，對(duì)頭錐結(jié)構(gòu)典型位置的應(yīng)變進(jìn)行了實(shí)測(cè)，其中桁條上測(cè)點(diǎn)的試驗(yàn)實(shí)測(cè)值與應(yīng)力仿真計(jì)算值對(duì)比如圖11 所示。試驗(yàn)實(shí)測(cè)與仿真計(jì)算的應(yīng)力值量級(jí)與分布的結(jié)果均吻合較好。

圖11 試驗(yàn)結(jié)果Fig.11 Test Results

6 結(jié)束語

采用本文提出的偏置大集中載荷試驗(yàn)技術(shù)，CZ-5助推器試驗(yàn)實(shí)測(cè)值與仿真結(jié)果吻合較好。整個(gè)試驗(yàn)加載、承力系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及試驗(yàn)驗(yàn)證流程能夠?qū)Τ惺芷眉休d荷的艙體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考，可以廣泛應(yīng)用于承受偏置集中載荷的航天器結(jié)構(gòu)。

本文提出的偏置大集中載荷施加與控制技術(shù)可解決CZ-5 助推器結(jié)構(gòu)試驗(yàn)中較小空間的大載荷偏置加載難題。開發(fā)的防傾覆承載試驗(yàn)裝置也確保了多項(xiàng)試驗(yàn)的安全開展，包括CZ-5 助推器頭錐氧箱組合低溫置大集中力加載試驗(yàn)、CZ-5 助推器頭錐偏置大集中力軸壓加載試驗(yàn)。本文的技術(shù)成果也具有良好推廣應(yīng)用價(jià)值，目前已應(yīng)用于CZ-6A 尾部組合靜力試驗(yàn)等多項(xiàng)新一代運(yùn)載火箭型號(hào)試驗(yàn)任務(wù)。

另外，本文開發(fā)的深低溫高壓穿艙測(cè)量裝置在深低溫、高壓的惡劣條件下具備良好的密封及穿艙測(cè)量能力，能夠?qū)崿F(xiàn)低溫貯箱類結(jié)構(gòu)、壓力容器等內(nèi)壁力學(xué)性能測(cè)量，對(duì)產(chǎn)品的結(jié)構(gòu)性能分析和驗(yàn)證提供保障條件，在軍品、民品型號(hào)上均具有較好的推廣價(jià)值。